http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
Wide Chord 팬에서 Stacking Line이 공력 성능에 미치는 영향
마상범(Sang-Bum Ma),김광용(Kwang-Yong Kim),이원석(Wonsuk Lee),최재호(Jaeho Choi),김용련(Yeong-Ryeon Kim) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5
본 연구에서는 다단 천음속 Wide Chord 팬 첫 단 동익에서의 Stacking Line이 공력 성능에 미치는 영향에 대한 수치적 연구가 수행되었다. 천음속 Wide Chord 팬의 유동장을 해석하기 위해 3차원 Reynolds-averaged Navier-Stokes 방정식과 SST Reattachment Modification 난류모델을 사용하였다. 계산영역은 회전방향으로 주기조건을 부여하여 단일 유로로 구성하였고, 정렬 격자계를 사용하여 격자계를 구성하였으며 격자의존성 테스트를 통하여 최적의 격자수를 선정하였다. Stacking Line은 기준 형상의 동익 전연부 팁 부분을 기준으로 회전 방향 혹은 회전반대 방향으로 설정하였고, 각 형상의 설계 회전 속도와 탈설계 회전 속도에서 공력 성능을 기준모델의 성능과 비교분석하였다. In this research, an investigation on aerodynamic performance of a multi-stage transonic wide chord fan with various stacking lines has been conducted. To analyze fluid flow in the transonic wide chord fan, three-dimensional Reynolds-averaged Navier-Stokes equations with SST Reattachment Modification turbulence model were used as governing equations. A passage of the transonic wide chord fan was used to construct computational domain and the optimal grid system was selected through a grid dependency test. The stacking line of first rotor was set to forward or backward toward rotation axis at tip leading edge, and the aerodynamic performances of these models were compared with that of the reference model at design and off-design speeds.
압축기 블레이드 Aeromechanics의 시험적 검증
최윤혁(Yun Hyuk Choi),박희용(Hee Yong Park),김지수(Jee Soo Kim),신동익(Dong Ick Shin),최재호(Jae Ho Choi),김용련(Yeong Ryeon Kim) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
가스터빈 엔진의 구성품 개발단계에서 블레이드의 Aeromechanics 시험은 블레이드 진동설계와 구조 안정성 검증 프로세스 사이에서 중요한 연결 고리를 제공한다. 이 전제에 근거하여 본 연구에서는 NSMS(Non-Intrusive Stress Measuring Systems)를 축류 압축기 구성품 시험리그에 적용하여 Tip Timing 센서가 장착된 단에서 모든 블레이드의 정적/동적 변위를 시험적으로 측정하였다. 진동 특성 분석을 통해 블레이드 고주기 손상을 유발할 수 있는 피로임계위치(Fatigue Critical Location)에서의 진동 응력을 평가하였으며, 공력가진에 의한 비동기 진동응답 및 개별 블레이드 Mistuning 패턴을 제시하였다. Experimental verification in the rig test stage for component development is a vital link between the aeromechanical design and structural integrity validation process. Based on this premise, Non-Intrusive Stress Measuring System was adopted on the axial compressor test rig to measure the static and dynamic tip deflection of all blades by using tip-timing sensors. Through analyzing vibration characteristics, we evaluated the vibratory stresses seen on the blades fatigue critical location; detected synchronous resonances which are the source of High Cycle Fatigue (HCF) in blades; presented non-synchronous vibration response by aerodynamic excitation and individual blade mis-tuning patterns.
AIP면 유동측정 정확도 향상을 위한 가스터빈엔진 입구덕트 설계 연구
임주현(Ju Hyun Im),김성돈(Sung Don Kim),김용련(Yong Ryeon Kim) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회지 Vol.21 No.3
In this study, gas turbine engine inlet duct was designed to satisfy uniform flow at aerodynamic interface plane (AIP). Haack-series was selected as nose cone profile and duct outer radius(r<SUB>o</SUB>) was designed to satisfy to match with area change rate between the nose cone and outer duct wall by the 1-D sizing. The design object of the inlet duct wall profile which has the gradual area change rate was uniform Mach number in the core flow region and minimum boundary later thickness at the both inner nose wall and outer duct wall. The flow characteristics inside the inlet duct was evaluated using CFD. The static pressure distribution at the AIP showed uniform pattern within 0.16%. Based on Mach number profile, the boundary layer thickness was 2% of channel height. Kiel temperature rake location was decided less than 100 mm in front of nose cone where the Mach number is less than 0.1 in order to maximize the temperature probe recovery rate.